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刘建军 《民用飞机设计与研究》2013,(Z2)
以大涵道比涡扇发动机为研究对象,分析了风扇增压级、高压压气机、高压涡轮、低压涡轮和燃烧室部件效率对涡扇发动机共同工作的影响。不同部件效率变化,不同的控制规律对部件的共同工作影响不同,有些参数变化方向相反。 相似文献
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刘建军 《民用飞机设计与研究》2013,(5):47
以大涵道比涡扇发动机为研究对象,分析了风扇增压级、高压压气机、高压涡轮、低压涡轮和燃烧室部件效率对涡扇发动机共同工作的影响。不同部件效率变化,不同的控制规律对部件的共同工作影响不同,有些参数变化方向相反。 相似文献
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齿轮传动风扇PW8000高涵道比涡轮风扇发动机 总被引:1,自引:0,他引:1
美国普惠公司于今年2月公布了一项新型发动机的发展计划——齿轮传动风扇的PWS000高涵道比涡轮风扇发动机,它由单级风扇、3级增压压气机、5级高压压气机、1级高压涡轮、3级低压涡轮组成(图1),低压涡轮首先驱动增压压气机,然后通过减速器传动风扇。在该发动机中,将采用一些新发展的技术,使它具有级数少,效率高,排污低,噪声低,直接使用费用低,维修成本低等特点。表1列出了该发动机的主要参数。PWS000发动机是为了发展一种比PW600O推力为大的发动机,以便参与B737、A319、A32O、A321等系列客机市场的竞争。PW600O是普·惠公… 相似文献
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变循环发动机性能数值模拟 总被引:9,自引:11,他引:9
在常规双轴涡扇发动机性能模拟程序的基础上,添加了模式选择阀门、前可调面积涵道引射器、后可调面积涵道引射器、核心涵道等部件模块,并加入了低压涡轮导向器面积、高压压气机转子叶片角度、风扇转子叶片角度、核心驱动风扇级转子叶片角度等调节变量,编写了双外涵变循环发动机性能数值模拟程序,模拟了一种带核心风扇级的双外涵变循环发动机的高度、速度和节流特性.计算表明:与单外涵模式相比,双外涵模式的单位推力和耗油率低,受飞行条件影响的主要为前涵道比.随着低压转子转速的降低,双外涵模式的总涵道比呈增大的趋势,发动机的耗油率大幅降低.此外,变循环发动机在几何调节参数不变的情况下,对工作条件较敏感,必须特别注意各调节参数与发动机工作条件的匹配. 相似文献
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齿轮传动风扇(GTF)可提高发动机的涵道比,降低油耗并减少污染排放,普惠公司和罗罗公司均已将其列入未来民机发动机的发展路线图。预计到2025年,采用GTF发动机的民用宽体客机有可能问世。 相似文献
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结合F135-PW-600发动机构型,开展基于常规涡扇发动机发展短距起飞/垂直降落(STOVL)推进系统的总体性能方案研究,分析了影响性能方案的各升力部件参数,完成了针对总升力提升的方案优化。研究结果表明:以提高总升力为目标,升力风扇应选取低功耗、小压比、大流量的参数组合;滚转喷管引气量应由风扇裕度、滚转力及其力矩控制需求共同决定;增加外涵道调节机构和重新设计低压涡轮等措施,可将推进系统总升力最高提升近20%;保持主发动机部件不变,通过多学科优化设计,综合考虑质量等结构参数及耗油率等性能参数影响,可使短垂推进系统净收益提升近20%。 相似文献
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为研究成熟核心机的衍生发展能力,基于流体力学原理及强度理论,提出了1种低压涡轮轴结构参数的建模方法。根据涡扇发动机基本原理,建立了风扇叶尖直径、风扇角速度和低压涡轮轴输出扭矩的数学模型,并根据扭转强度、破坏扭矩和扭转稳定性等强度理论,建立了1种低压涡轮轴结构参数的数学模型。运用该模型讨论了某型核心机的衍生发展能力,分析了涵道比、低压涡轮轴壁厚与其外径及质量间的影响规律。结果表明:当涵道比一定时,低压涡轮轴外径与壁厚成反比,质量与壁厚成正比;当壁厚一定时,低压涡轮轴外径和质量均与涵道比成正比。 相似文献
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在涡轮基组合动力系统的使用场景中,高速涡轮发动机为了实现起飞、跨声速、模态转换等状态下的性能指标,需要扩展使用速域范围,兼顾多状态推力性能,对于发动机构型和循环参数选取提出了特殊的要求。开展基于循环参数分析的高速涡轮发动机构型方案设计,通过分析高速涡轮发动机在不同速域下的使用需求,明确发动机的技术特征,并从性能、结构、技术发展趋势等多角度对高速涡轮发动机构型进行分析,针对双转子涡扇构型的高速涡轮发动机开展循环参数分析,明确压比、涵道比和涡轮前温度对发动机不同工况性能的影响。结果表明:变循环是高速涡轮发动机的理想构型方案。现阶段应基于双转子涡扇构型逐步集成变循环特征部件,并通过合理的循环参数匹配,实现高低速性能的兼顾。 相似文献
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提高民用大涵道比涡扇发动机的经济性以及发动机市场竞争性是当前的研究热点。对双轴直驱(ATF)、齿轮传动(GTF)和间冷回热(IAR)三个构型进行循环参数对比分析,确定不同构型发动机的技术优势。结果表明:GTF构型方案与ATF方案相比的巡航非安装耗油率降低2.5%;IRA构型方案巡航非安装耗油率与ATF构型相比降低了11.97%,与GTF构型相比降低了9.7%;相比于ATF和GTF构型,IRA构型的高压压气机和高压涡轮级数均有所减少,有效缩短了核心机长度,也降低了高压压气机的设计难度。 相似文献
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为了研究不同涡轮燃烧形式对大涵道比涡扇发动机的性能影响,在传统发动机数学模型的基础上,分别加入各型涡轮燃烧结构的热力学计算模型,分析比较了在不同工作过程参数下,4种带涡轮燃烧结构发动机与传统发动机的性能(单位推力和单位燃油消耗率)随风扇增压比、高压压气机增压比、高压涡轮进口总温和涵道比的变化关系。结果表明:涡轮级间燃烧室(ITB)与涡轮叶间燃烧室(TIB)各有特点,但都能够明显提高传统分别排气涡扇发动机的性能,其中高压涡轮叶间燃烧室(HTIB)效果尤为突出 相似文献
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提高总增压比是下一代民用发动机的重要发展趋势之一,有必要对于这一特征的涡扇发动机进行循环参数的研究。利用已有基于Gasturb平台开发的0维变比热部件级性能计算模型,在发动机安装尺寸给定的前提下,总增压比由40提高至60,分析比较不同构型的直驱风扇方案与齿轮传动方案对部件效率,冷却水平对循环参数优选过程的影响。结果表明:为实现更低耗油率,采用更高设计循环增压比,需要部件效率平均提高1%,冷却水平提高20%,此时性能均优于现有的大涵道比涡扇发动机GTF-11。因此,若技术水平未能达到预期目标,则需匹配合适的增压比才能达到更低的耗油率。 相似文献
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为了预估高涵道比涡扇发动机飞行性能,使用GasTurb 11软件的试车数据分析功能计算出了某高涵道比涡扇发动机地面试车点与设计点各部件效率和流路损失的偏差.通过非设计点敏感性分析确定设计点与地面试车点的效率与损失偏差的相关性,最后预估得到高涵道比涡扇发动机的飞行性能.对某高涵道比涡扇发动机飞行性能预估研究表明:该方法切实可行,其中地面试车数据分析、地面和设计点偏差关系图、以及非设计敏感性分析是预估高涵道比涡扇发动机飞行性能的3个关键环节。 相似文献
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为了研究小型中涵道比分排涡扇发动机装机性能,建立了基于燃气发生器法的性能计算模型。由CFD数值模拟计算喷管特性,由发动机地面台架试验及针对小型中涵道比的特点发展的修正方法获取内外涵喷管进口总压和总温的修正系数曲线,经高空模拟台试验验证,发动机最大状态下的推力计算误差≤0.5%。再基于飞行试验测试数据,计算得到发动机在装机条件下的空气流量与飞行推力,与发动机设计厂家的模型计算结果相比,发动机各状态下推力最大误差≤1.3%,流量最大误差≤2.5%。结果表明:发展的性能模型修正方法适用于小型中等涵道比涡扇发动机的装机性能确定;同时修正中等涵道比分排发动机的内外涵喷管进口压力可提高模型推力计算精度;同时修正小流量分排发动机内外涵喷管进口温度可提高流量计算精度。 相似文献
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微型涡喷发动机顶层设计研究 总被引:26,自引:15,他引:11
对微型涡轮喷气发动机的顶层设计问题进行了研究。首先分析了发动机尺寸对性能的影响,揭示了微型发动机推重比具有与尺寸成反比提高的潜力。基于各相关学科近期能达到的技术水平,选择了微型发动机尺寸并提出了初步设计方案。对微型涡喷发动机的压比、燃烧室出口温度和各部件效率等设计参数进行了单变量和双变量分析,得到了这些参数对推力、耗油率等性能的影响规律。提出了一个能简便准确地判断微型发动机顶层设计方案是否能产生推力的判别准则,并得出了高、中、低性能的三种气动热力参数顶层设计方案。 相似文献